Procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite

Arrière-plan de l'invention

L'invention concerne un procédé de fabrication d'une pièce composite à matrice métallique.

Le renforcement de pièces métalliques par des fibres longues à base d'un matériau céramique tel que le carbure de silicium a été envisagé afin d'améliorer les propriétés mécaniques (limite élastique, module dYoung) de ces pièces. Cependant, l'intégration de fibres longues dans une matrice métallique par les procédés de mise en forme conventionnels (fonderie, forge, usinage) est complexe. En outre, la cohésion entre les fibres et la matrice métallique est généralement faible, du fait soit d'une faible diffusion entre ces deux éléments ou d'une réaction entre les fibres et la matrice.

Une solution pour améliorer la cohésion des fibres à la matrice métallique consiste à utiliser des fibres constituées d'une âme en matériau céramique et d'une gaine métallique entourant cette âme. La gaine peut par exemple avoir été déposée par enduction grande vitesse. Un traitement thermique de soudage par diffusion peut alors être réalisé afin de solidariser les fibres à une pièce préalablement mise en forme par exemple forgée et/ou usinée. Une telle solution est par exemple décrite dans le document FR 2 886 180. Cette solution fonctionne mais elle nécessite une grande succession d'opérations : mise en forme de la pièce initiale, usinage de gorges pour introduire les fibres, soudage d'un capot pour fermer la pièce, et traitement thermique de soudage par diffusion. En outre, dans ce type de solution, la répartition des fibres nécessite à chaque fois des opérations spécifiques, rendant leur répartition en de multiples positions relativement longue à réaliser. On connaît en outre le document US 2011/0027119 qui divulgue un procédé de fabrication de pièces avec insert en matériau composite à matrice métallique. Le document EP 2 418 297 divulgue quant à lui un procédé de fabrication d'un article en matériau composite à matrice métallique. Il existe donc un besoin pour disposer de procédés plus simples d'élaboration de pièces composites à matrice métallique renforcées par des fibres céramiques tout en conservant pour les pièces obtenues des propriétés mécaniques satisfaisantes.

Objet et résumé de l'invention

A cet effet, l'invention propose, selon un premier aspect, un procédé de fabrication d'une pièce en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice métallique, le procédé comprenant au moins les étapes suivantes :

a) positionnement d'une pluralité de fibres comprenant une âme en matériau céramique enrobée par une gaine métallique sur une première préforme d'une première partie de la pièce à fabriquer, ladite première préforme comprenant au moins une poudre métallique d'un premier alliage et un premier liant,

b) positionnement d'une deuxième préforme d'une deuxième partie de la pièce à fabriquer sur la première préforme afin d'obtenir une structure empilée, les fibres étant présentes entre la première préforme et la deuxième préforme dans ladite structure empilée, ladite deuxième préforme comprenant au moins une poudre métallique d'un deuxième alliage et un deuxième liant, la température de fusion Ti du premier alliage, la température de fusion T ₂ du deuxième alliage et la température de fusion T ₃ de la gaine métallique des fibres vérifiant les deux conditions suivantes : |T ₃ - Τι\ΠΊ≤ 25% et |T ₃ - T ₂ |/T ₂ < 25%,

c) élimination des premier et deuxième liants présents dans la structure empilée obtenue après mise en œuvre de l'étape b) afin d'obtenir une structure empilée déliantée,

d) traitement thermique de la structure empilée déliantée afin d'obtenir la pièce en matériau composite durant lequel la gaine métallique des fibres est assemblée avec les poudres des premier et deuxième alliages par soudage par diffusion et durant lequel les poudres des premier et deuxième alliages sont frittées afin de former la matrice métallique.

Sauf mention contraire, les températures de fusion ΤΊ, T ₂ et T ₃ sont exprimées en °C (degrés Celsius). Sauf mention contraire, la grandeur notée |A| désigne la valeur absolue de la grandeur A. Le fait que les températures Ti, T ₂ et T ₃ vérifient les deux inégalités ci-dessus permet de garantir une bonne compatibilité entre la gaine métallique des fibres et les première et deuxième poudres afin de réaliser un soudage par diffusion efficace et obtenir une interface de bonne qualité entre les fibres et la matrice métallique permettant ainsi de disposer d'une pièce présentant les propriétés mécaniques souhaitées.

Le fait d'utiliser des première et deuxième préformes à base de poudres permet avantageusement de significativement simplifier la fabrication de la pièce en matériau composite du fait notamment de la possibilité de mettre à profit la même étape de traitement thermique à la fois pour densifier les première et deuxième préformes et former la matrice métallique ainsi que pour rendre solidaire la gaine des fibres à la matrice métallique. L'obtention de pièces présentant des propriétés mécaniques satisfaisantes par un tel procédé simplifié est rendue possible du fait de la mise en œuvre de matériaux présentant des températures de fusion particulières afin de garantir un soudage par diffusion efficace comme mentionné plus haut.

Le premier liant et le deuxième liant peuvent être identiques ou différents. La poudre métallique du premier alliage peut être présente dans la première préforme en une teneur volumique comprise entre 50% et 80% et le premier liant peut être présent dans la première préforme en une teneur volumique comprise entre 20% et 50%. De même, la poudre métallique du deuxième alliage peut être présente dans la deuxième préforme en une teneur volumique comprise entre 50% et 80% et le deuxième liant peut être présent dans la deuxième préforme en une teneur volumique comprise entre 20% et 50%.

De préférence, les deux conditions suivantes peuvent être vérifiées : |T ₃ - 15% et |T ₃ - T ₂ |/T ₂ < 15%.

Le fait de vérifier ces deux inégalités permet avantageusement d'améliorer encore la qualité du soudage par diffusion réalisé permettant l'assemblage de la gaine métallique des fibres avec la matrice métallique et ainsi d'améliorer encore les propriétés mécaniques des pièces obtenues.

Dans un exemple de réalisation, les première et deuxième préformes peuvent chacune être formées par mise en œuvre d'un procédé de moulage par injection de métal. La mise en œuvre d'un procédé de moulage par injection de métal (« Métal Injection Molding ») pour former les première et deuxième préformes permet avantageusement de simplifier encore plus le procédé dans la mesure où il est ainsi possible d'obtenir directement les première et deuxième préformes aux côtes souhaitées ou pratiquement aux côtes souhaitées et par conséquent de réduire la durée de l'usinage subséquent, voire de s'en affranchir.

L'âme des fibres peut, par exemple, être en carbure de silicium, en zircone ou en alumine.

De préférence, la gaine métallique des fibres, le premier alliage et le deuxième alliage peuvent chacun être majoritairement constitués en masse d'un même élément métallique. En d'autres termes, il faut dans ce cas comprendre que la gaine métallique des fibres est constituée à au moins 50% en masse d'un élément chimique X et que chacun des premier et deuxième alliages sont constitués à au moins 50% en masse de ce même élément X.

Un tel mode de réalisation permet avantageusement d'améliorer encore la compatibilité entre la gaine métallique des fibres et la matrice métallique de la pièce obtenue.

En particulier, le matériau formant la gaine métallique des fibres peut être identique au premier alliage et/ou au deuxième alliage.

Dans un exemple de réalisation, les fibres peuvent, dans la structure empilée, être logées dans des rainures ménagées sur la surface de la première préforme et/ou sur la surface de la deuxième préforme.

Un tel exemple de réalisation permet avantageusement de mettre en œuvre des fibres relativement épaisses pour le renfort fibreux de la pièce, les rainures compensant tout ou partie de l'épaisseur de ces fibres.

Dans un exemple de réalisation, la gaine métallique de tout ou partie des fibres peut être sous la forme d'une couche continue d'un matériau métallique.

Dans un exemple de réalisation, la gaine métallique de tout ou partie des fibres peut être sous la forme d'une pluralité de brins métalliques entourant l'âme, par exemple enroulés de manière hélicoïdale autour de l'âme. Dans un exemple de réalisation, les fibres peuvent comporter un premier ensemble de fibres s'étendant le long d'une première direction et un deuxième ensemble de fibres s'étendant le long d'une deuxième direction non parallèle à la première direction.

Avantageusement, les deux conditions suivantes peuvent être vérifiées : |T ₂ - ΤΊΙ/ΤΊ < 25%, de préférence |T ₂ - Ti|/Ti < 15%. Un tel mode de réalisation permet avantageusement d'améliorer encore la qualité de la matrice métallique obtenue.

En particulier, le premier alliage peut être identique au deuxième alliage. En variante, le premier alliage peut être différent du deuxième alliage.

Dans un exemple de réalisation, le premier alliage et le deuxième alliage peuvent être choisis parmi : les alliages à base de titane, les alliages à base de nickel, les alliages à base de cobalt, les alliages à base d'aluminium ou les aciers.

Brève description des dessins

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront de la description suivante de modes particuliers de réalisation de l'invention, donnés à titre d'exemples non limitatifs, en référence aux dessins annexés, sur lesquels :

- les figures 1A à 1G représentent différentes étapes d'un exemple de procédé selon l'invention,

- les figures 2A et 2B représentent la structure des fibres mises en œuvre dans l'exemple de procédé illustré aux figures 1A à 1G,

- les figures 3A et 3B représentent une variante de structure de fibres pouvant être mise en œuvre dans le cadre d'un procédé selon l'invention,

- la figure 4A représente un exemple de positionnement possible des fibres sur la première préforme,

- la figure 4B représente un autre exemple de positionnement possible des fibres sur la première préforme,

- les figures 5A à 5D représentent différentes étapes d'une variante de procédé selon l'invention,

- les figures 6A à 6K représentent différentes étapes d'une variante de procédé selon l'invention, et - la figure 7 illustre un détail d'une variante de réalisation selon l'invention.

Description détaillée de modes de réalisation

On a représenté aux figures 1A à 1G la mise en œuvre des différentes étapes d'un premier exemple de procédé selon l'invention. La figure 1A montre une cavité de moulage 3 laquelle est définie entre un moule 1 et un contre-moule 2 et dans laquelle un procédé de moulage par injection de métal est destiné à être mis en œuvre afin d'obtenir la première ou la deuxième préforme. Le procédé de moulage par injection de métal est une technique connue en soi. La cavité de moulage 3 a la forme de la préforme à fabriquer. Une composition d'injection 5 est tout d'abord injectée sous pression dans la cavité de moulage 3. La composition d'injection 5 comprend une poudre d'un alliage métallique et un liant et est destinée à former l'une des première et deuxième préformes. L'alliage métallique mis en œuvre dans la composition d'injection 5 peut, par exemple, être un alliage à base de titane, un alliage à base de nickel, un alliage à base de cobalt, un alliage à base d'aluminium ou un acier. Sauf mention contraire, un matériau dit comme étant « à base d'un élément chimique X » comporte l'élément X en une teneur massique supérieure ou égale à 50%.

Le liant peut être choisi parmi : les paraffines, les résines thermoplastiques, le gel d'agar, la cellulose, le polyéthylène, le polyéthylène glycol, le polypropylène, l'acide stéarique, le polyoxy méthylène et leurs mélanges. La teneur volumique de la poudre d'alliage métallique dans la composition d'injection 5 peut par exemple être comprise entre 50% et 80%. La teneur volumique du liant dans la composition d'injection 5 peut par exemple être comprise entre 20% et 50%. La composition d'injection 5 peut d'abord être mélangée à une température comprise entre 150°C et 200°C sous atmosphère neutre par exemple, et peut ensuite être injectée dans la cavité de moulage 3 à une telle température.

Dans l'exemple illustré, la composition d'injection 5 est injectée dans la cavité de moulage 3 au travers d'un unique point d'injection 4. Bien entendu, on ne sort pas du cadre de la présente invention lorsque la composition d'injection est injectée dans la cavité de moulage au travers d'une pluralité de points d'injections permettant l'injection simultanée ou non de la composition d'injection dans plusieurs parties de la cavité de moulage. Lors de l'injection, le moule 1 et le contre-moule 2 peuvent être régulés en température. Le moule 1 et le contre-moule 2 peuvent, par exemple, être maintenus à une température comprise entre 30°C et 70°C afin de favoriser le refroidissement de l'ébauche. L'ébauche ainsi réalisée est dite dans un « état vert » ou plastique. Il est avantageux de réaliser l'injection de la composition d'injection 5 dans une cavité de moulage 3 dans laquelle le vide a été fait, afin de faciliter l'injection et d'assurer l'homogénéité de l'ébauche qui sera formée.

Dans l'exemple illustré en lien avec les figures 1A à 1G, chacune des première et deuxième préformes est obtenue lors de deux injections séparées. Ces deux injections peuvent par exemple être effectuées l'une après l'autre dans la même cavité de moulage ou, en variante, peuvent être effectuées dans deux cavités de moulage différentes simultanément ou non.

Une fois l'injection réalisée, les ébauches 6a et 6b des première et deuxième préformes sont démoulées comme illustré à la figure 1C. Une fois extraites de la cavité de moulage 3, les ébauches 6a et 6b peuvent être usinées à l'état vert pour supprimer les bavures ou les carottes du ou des points d'injection. L'usinage réalisé peut, en outre, être effectué en vue de modifier les surfaces des ébauches 6a et 6b destinées à être mises en regard l'une de l'autre dans la suite du procédé et/ou afin de ménager des rainures sur la surface des première et/ou deuxième préformes comme il sera détaillé plus bas. Après réalisation de cette opération d'usinage, on obtient une première préforme 7a d'une première partie de la pièce à fabriquer, cette première préforme 7a comprenant au moins une poudre métallique d'un premier alliage ainsi qu'un premier liant et une deuxième préforme 7b d'une deuxième partie de la pièce à fabriquer comprenant au moins une poudre métallique d'un deuxième alliage ainsi qu'un deuxième liant. La poudre du premier alliage et/ou la poudre du deuxième alliage peuvent, par exemple, présenter une taille D90 de grains inférieure ou égale à 150 Mm (i.e. dans ce cas au moins 90% des grains de la poudre présentent une taille inférieure ou égale à 150 μιτι).

La présente invention n'est pas limitée à la mise en œuvre d'un procédé de moulage par injection de métal afin d'obtenir les première et deuxième préformes. En effet, on peut en variante utiliser un procédé de coulage en bande (« tape casting ») ou un procédé de compaction de poudre. La mise en œuvre d'un procédé de moulage par injection de métal pour former les première et deuxième préformes est toutefois avantageuse afin de pouvoir obtenir rapidement une ébauche desdites préformes ayant des dimensions proches des côtes souhaitées, ce qui permet de simplifier l'étape d'usinage de ces ébauches. La mise en œuvre d'un procédé de moulage par injection de métal permet en outre avantageusement d'obtenir rapidement des préformes ayant des formes relativement complexes. La pièce destinée à être formée dans le cadre du procédé de l'invention peut par exemple être une pièce de turbomachine, par exemple une aube de turbomachine. En variante, ladite pièce peut présenter une forme axisymétrique et par exemple constituer un anneau de turbine, segmenté ou non.

On réalise ensuite une étape a) durant laquelle on positionne une pluralité de fibres 10 sur la surface de la première préforme 7a comme illustré à la figure 1E. Le positionnement des fibres 10 sur la première préforme 7a peut ou non être automatisé. On a représenté aux figures 2A et 2B la structure des fibres 10 mises en œuvre. La figure 2A est une vue d'une fibre 10 en section transversale et la figure 2B est une vue de cette fibre 10 en coupe longitudinale. Les fibres 10 comprennent chacune une âme en matériau céramique 10a enrobée par une gaine métallique 10b. Le matériau métallique formant la gaine 10b peut être un métal ou un alliage métallique. Dans l'exemple illustré, la gaine métallique 10b est sous la forme d'une couche continue d'un matériau métallique, par exemple obtenue par un procédé d'enduction à grande vitesse (EGV). L'âme en matériau céramique 10a peut par exemple être en alumine, en zircone ou en carbure de silicium. L'âme 10a peut par exemple présenter un diamètre (plus grande dimension transversale) supérieur ou égal à 1 pm, par exemple compris entre 1 pm et 140 pm. L'épaisseur de la gaine métallique 10b peut, quant à elle, être supérieure ou égale à 1 pm, par exemple être comprise entre 1 pm et 140 pm. Comme il sera détaillé plus bas, la gaine métallique est destinée à former l'interface entre l'âme 10a des fibres 10 et la matrice métallique de la pièce en matériau composite obtenue. On a représenté aux figures 3A et 3B une variante de fibre 10' utilisable dans le cadre du procédé selon l'invention. Dans cette variante, la gaine métallique 10'b est sous la forme d'une pluralité de brins métalliques 10'c entourant l'âme 10'a. Les brins métalliques 10'c peuvent chacun être enroulés autour de l'âme 10'a. Le diamètre de l'âme 10'a et l'épaisseur de la gaine métallique 10'b peuvent être tels que décrits plus haut en lien avec les figures 2A et 2B. Dans la configuration illustrée aux figures 3A et 3B, au moins six brins métalliques 10'c peuvent entourer l'âme 10'a des fibres 10'.

Comme illustré, les fibres 10 peuvent, une fois positionnées sur la première préforme 7a, s'étendre sur la majorité (plus de 50%) de la longueur de la première préforme 7a et par exemple s'étendre, comme illustré, sur l'intégralité de la longueur de la première préforme 7a. Les fibres 10 peuvent, une fois positionnées sur la première préforme 7a s'étendre d'une première extrémité 17a de la première préforme 7a à une deuxième extrémité 18a de la première préforme 7a située du côté opposé à la première extrémité 17a. Les fibres 10 peuvent, une fois positionnées sur la première préforme 7a, présenter des zones de surlongueurs 11 et 12 s'étendant au-delà de la première préforme 7a. Dans l'exemple illustré à la figure 1E, les zones de sur-longueurs 11 et 12 s'étendent depuis des extrémités opposées 17a et 18a de la première préforme 7a. D'une manière générale, les fibres 10 sont positionnées lors de l'étape a) le long des axes de sollicitations mécaniques de la pièce à obtenir. La densité de fibres 10 positionnées sur la première préforme 7a peut être supérieure ou égale à 5 fibres par centimètre de largeur de la première préforme 7a. Cette densité de fibres 10 peut être inférieure ou égale à 10 fibres par centimètre de largeur de la première préforme 7a et par exemple être comprise entre 5 et 10 fibres par centimètre de largeur de la première préforme 7a.

On a représenté à la figure 4A un exemple de positionnement possible pour les fibres 10 sur la première préforme 7a. La figure 4A correspond à une vue de dessus des fibres 10 et de la première préforme 7a. Comme illustré à la figure 4A, les fibres 10 peuvent, une fois positionnées sur la première préforme 7a, être espacées les unes des autres. L'espacement e entre les fibres 10 peut, par exemple, être constant comme illustré à la figure 4A. Les fibres 10 sont, dans l'exemple de la figure 4A, parallèles entre elles une fois positionnées sur la première préforme 7a. Comme illustré à la figure 4A, les fibres 10 peuvent, une fois positionnées sur la première préforme 7a, s'étendre de manière sensiblement rectiligne (en ligne droite). Dans une variante non illustrée, l'espacement entre les fibres positionnées sur la première préforme peut varier. Dans une variante non illustrée, les fibres peuvent, une fois positionnées sur la première préforme, être au contact les unes des autres.

On a représenté à la figure 4B une variante de positionnement possible pour les fibres 10 sur la première préforme 7a. Dans cette variante, les fibres 10 comprennent un premier ensemble de fibres 10 s'étendant le long d'une première direction X et un deuxième ensemble de fibres 10 s'étendant le long d'une deuxième direction Y non parallèle à la première direction X. La première direction X peut, par exemple, comme illustré à la figure 4B être perpendiculaire à la deuxième direction Y. Les figures 4A et 4B illustrent des exemples de positionnement possibles pour les fibres 10 sur la première préforme 7a, tout arrangement de fibres sur la première préforme étant envisageable dans le cadre de l'invention.

Une fois les fibres 10 positionnées sur la première préforme 7a, le procédé se poursuit par une étape b) durant laquelle la deuxième préforme 7b est approchée de la première préforme 7a recouverte par les fibres 10 et est positionnée sur la première préforme 7a comme illustré à la figure 1F. Une fois l'étape b) réalisée, les fibres 10 sont intercalées entre la première préforme 7a et la deuxième préforme 7b. Les fibres 10 sont au contact de la première 7a et de la deuxième préforme 7b. La deuxième préforme 7b recouvre la première préforme 7a et les fibres 10. Le positionnement des fibres réalisé lors de l'étape a) n'est pas modifié lors du positionnement de la deuxième préforme 7b. Les détails décrits plus haut relativement au positionnement des fibres 10 demeurent donc valables après mise en uvre de l'étape b). Les première 7a et deuxième 7b préformes sont, avant positionnement des fibres 10, dépourvues d'un quelconque élément fibreux de renfort. Les fibres 10 sont en effet destinées à constituer le renfort fibreux de la pièce composite à obtenir et sont présentes à l'interface entre les première 7a et deuxième 7b préformes.

Une fois l'étape b) réalisée, les fibres 10 peuvent s'étendre sur la majorité (plus de 50%) de la longueur de la zone de recouvrement de la première préforme 7a par la deuxième préforme 7b et par exemple s'étendre, comme illustré, sur l'intégralité de la longueur de cette zone. La zone de recouvrement de la première préforme 7a par la deuxième préforme 7b correspond à la zone sur laquelle les première et deuxième préformes 7a et 7b sont superposées. Les fibres 10 peuvent, une fois l'étape b) réalisée, s'étendre d'une première extrémité 17b de la deuxième préforme 7b à une deuxième extrémité 18b de la deuxième préforme 7b située du côté opposé à la première extrémité 17b. Les zones de surlongueurs 11 et 12 des fibres 10 peuvent s'étendre au-delà de la zone de recouvrement de la première préforme 7a par la deuxième préforme 7b comme illustré.

Comme mentionné plus haut, le premier alliage, le deuxième alliage et le matériau constituant la gaine des fibres ne sont pas choisis de manière arbitraire. En effet, la température de fusion Ti du premier alliage, la température de fusion T ₂ du deuxième alliage et la température de fusion T ₃ de la gaine métallique des fibres vérifient les deux conditions suivantes : |T ₃ - Ti|/Ti≤ 25% et |T ₃ - T ₂ | T ₂ ≤ 25%. La vérification de ces deux inégalités concernant l'écart relatif entre T ₃ et Ti d'une part et l'écart relatif entre T ₃ et T ₂ d'autre part permet avantageusement d'assurer un bon soudage par diffusion de la gaine métallique des fibres avec la matrice métallique formée à partir des poudres des premier et deuxième alliages et, par conséquent, d'optimiser les propriétés mécaniques de la pièce obtenue.

Avantageusement, on peut mettre en œuvre les combinaisons suivantes :

- premier et deuxième alliages à base de nickel et gaine métallique des fibres à base de nickel,

- premier et deuxième alliages à base de fer et gaine métallique des fibres à base de fer,

- premier et deuxième alliages à base de titane et gaine métallique des fibres à base de titane,

- premier et deuxième alliages à base de cobalt et gaine métallique des fibres à base de cobalt,

- premier et deuxième alliages à base de fer et gaine métallique des fibres à base de nickel,

- premier et deuxième alliages à base de nickel et gaine métallique des fibres à base de fer, - premier et deuxième alliages à base de cobalt et gaine métallique des fibres à base de nickel,

- premier et deuxième alliages à base de nickel et gaine métallique des fibres à base de cobalt.

De préférence, les premier et deuxième alliages ainsi que la gaine métallique des fibres peuvent chacun être à base d'un même élément métallique. En particulier, les premier et deuxième alliages peuvent être identiques et le matériau constituant la gaine métallique des fibres peut être identique au matériau constituant les premier et deuxième alliages.

On donne ci-dessous quelques exemples de combinaisons possibles qui peuvent être mises en œuvre dans le cadre de l'invention :

- gaine métallique des fibres en TiAI 48-2-2 avec premier et deuxième alliages en TiAI 48-2-2,

- gaine métallique des fibres en Ta6V avec premier et deuxième alliages en TiAI 48-2-2,

- gaine métallique des fibres en titane T40 avec premier et deuxième alliages en TiAI 48-2-2,

- gaine métallique des fibres en Inconel® 718 avec premier et deuxième alliages en Inconel® 718,

- gaine métallique des fibres en Inconel® 625 avec premier et deuxième alliages en Inconel® 718,

- gaine métallique des fibres en nickel avec premier et deuxième alliages en Inconel® 718,

- gaine métallique des fibres en nickel avec premier et deuxième alliages en inox 304L,

- gaine métallique des fibres en inox 304L avec premier et deuxième alliages en inox 304L,

- gaine métallique des fibres en inox 316L avec premier et deuxième alliages en inox 304L.

Une fois la deuxième préforme positionnée sur la première préforme, l'étape b) peut de manière optionnelle comporter la réalisation d'une étape de chauffage permettant d'assembler la première préforme, la deuxième préforme et les fibres par l'intermédiaire des premier et deuxième liants. Cette étape d'assemblage permet d'obtenir une structure empilée consolidée comprenant les première et deuxièmes préformes ainsi que les fibres intercalées entre lesdites préformes. Après mise en œuvre de cette étape de chauffage, une étape d'usinage de la structure empilée consolidée peut être effectuée afin d'ajuster ses dimensions aux dimensions souhaitées pour la pièce finale.

La structure empilée obtenue après mise en œuvre de l'étape b) est alors déliantée (étape c)). Durant le déliantage, il y a élimination sélective des premier et deuxième liants présents dans la structure empilée. Il est possible de réaliser durant l'étape c) un déliantage chimique de la structure empilée durant lequel la structure empilée est mise en contact avec un ou plusieurs solvants permettant de solubiliser tout ou partie des premier et deuxième liants. En variante ou en combinaison, il est possible de réaliser durant l'étape c) un déliantage thermique. Dans ce cas, le déliantage thermique peut être réalisé dans une enceinte de frittage afin de ne pas avoir à déplacer la structure empilée entre l'étape c) et l'étape d). Le déliantage thermique peut être réalisé après mise en œuvre du déliantage chimique. Les conditions permettant de réaliser le déliantage mis en œuvre dans le cadre de la présente invention sont connues en soi.

On réalise ensuite une étape d) de traitement thermique de la structure empilée déliantée afin d'obtenir la pièce 15 en matériau composite à matrice métallique 14 (voir figure 1G). Durant l'étape d), la gaine métallique des fibres est assemblée avec les poudres des premier et deuxième alliages par soudage par diffusion et ces poudres sont frittées afin de former la matrice métallique. On peut, par exemple, durant l'étape d) imposer à la structure empilée déliantée une température de traitement supérieure ou égale à 1200°C, par exemple comprise entre 1250°C et 1350°C. La durée durant laquelle cette température de traitement est imposée peut par exemple être supérieure ou égale à 120 minutes, par exemple être comprise entre 120 minutes et 180 minutes. L'étape d) permet de densifier les poudres des premier et deuxième alliages et de créer des liaisons entre la première et la deuxième préformes et les gaines métalliques des fibres. Comme expliqué plus haut, le fait d'introduire des fibres gainées avec un matériau compatible avec la matrice métallique permet d'améliorer la cohésion des fibres avec la matrice métallique, optimisant ainsi le comportement mécanique de la pièce obtenue. Par ailleurs, les zones de sur-longueurs 11 et 12 des fibres 10 ont été éliminées. Cette élimination des zones de sur-longueurs 11 et 12 peut être réalisée après l'étape d) ou avant l'étape d), voire avant l'étape c). Une fois la pièce 15 obtenue, on peut éventuellement réaliser une étape d'usinage supplémentaire de celle-ci afin d'ajuster les dimensions de la pièce 15 aux côtes souhaitées. La pièce 15 obtenue peut ensuite subir un traitement de compactage isostatique à chaud ou un quelconque traitement de finition.

Dans une variante non illustrée de l'invention, on peut après placement de la deuxième préforme sur les fibres et la première préforme, positionner à nouveau sur la deuxième préforme du côté opposé à la première préforme des fibres à âme céramique gainée telles que décrites plus haut puis positionner une troisième préforme comprenant une poudre métallique d'un alliage et un liant. L'ensemble peut alors subir un déliantage suivi d'un traitement thermique selon l'étape d) afin d'obtenir la pièce en matériau composite. Ainsi, la pièce obtenue dans le cadre du procédé selon l'invention peut comporter une ou plusieurs couches de fibres.

On a représenté aux figures 5A à 5D une variante de procédé selon l'invention dans laquelle les première et deuxième préformes sont formées lors d'une même étape d'injection. Plus précisément, la composition d'injection 25 est injectée dans la cavité de moulage 23 définie entre le moule 21 et le contre-moule 22 au travers du point d'injection 24. Ce procédé d'injection permet de former une ébauche mère 26 qui peut ensuite subir une étape d'usinage. On réalise alors une étape de découpe de l'ébauche mère éventuellement usinée afin de former les première 27a et deuxième 27b préformes (voir figure 5D). Le procédé est ensuite poursuivi d'une manière similaire à celle décrite plus haut une fois les première 27a et deuxième 27b préformes obtenues.

On a représenté aux figures 6A à 6K des étapes d'une variante de réalisation d'un procédé selon l'invention. On a représenté à la figure 6A (vue de dessus) et à la figure 6B (vue en coupe longitudinale), une première préforme 37a laquelle est présente sur un support 30. La première préforme 37a est présente entre deux parois latérales 31 et 32 du support 30 et des fibres 10 sont présentes sur la première préforme 37a et sur les parois latérales 31 et 32. Comme illustré, chacune des parois latérales 31 et 32 présente des ajours 31a, 31b, 32a et 32b. On a représenté aux figures 6C (vue de dessus), 6D (vue en coupe longitudinale) et 6E (vue en section transversale), la structure obtenue après positionnement sur chacune des parois latérales 31 et 32 d'un élément de positionnement 35 ou 36. Comme illustré, les éléments de positionnement 35 et 36 présentent chacun une pluralité de dents 39 entre lesquelles sont logées les fibres 10 et permettant ainsi de maintenir les fibres 10 dans l'orientation souhaitée. En outre, les éléments de positionnement 35 et 36 présentent chacun des ajours 35a, 35b, 36a et 36b lesquels sont positionnés en regard des ajours 31a, 31b, 32a et 32b des parois latérales 31 et 32 du support 30. Comme illustré aux figures 6F et 6G, les éléments de positionnement 35 et 36 sont ensuite fixés au support 30 par des éléments de fixation 40a, 40b, 41a et 41b sous la forme de systèmes vis-écrou dans l'exemple illustré. On positionne ensuite la deuxième préforme 37b sur les fibres 10 (voir figures 6H et 61) et la première préforme 37a. Les préformes 37a, 37b et les fibres 10 sont alors assemblées par traitement thermique par l'intermédiaire du ou des liants présents dans les préformes 37a et 37b comme expliqué plus haut. La structure empilée consolidée constituée par les première et deuxième préformes 37a et 37b et les fibres 10 est alors retirée du support 30 (voir figures 6J et 6K) afin de subir un déliantage et un traitement thermique selon l'étape d) comme expliqué plus haut.

La figure 7 illustre une variante de réalisation dans laquelle les fibres 10 sont, dans la structure empilée, logées dans des rainures 42a et 42b ménagées sur la surface de la première préforme 37a et/ou sur la surface de la deuxième préforme 37b. Tout ou partie de l'épaisseur des fibres 10 peut être logée dans ces rainures 42a et 42b. On ne sort pas du cadre de l'invention lorsqu'une des première et deuxième préformes seulement présente de telles rainures sur sa surface.

Exemple

On réalise tout d'abord un mélange d'une poudre métallique et d'un liant. Ce mélange est composé à 60% en volume d'une poudre métallique de l'alliage TA6V et à 40% en volume d'un mélange de polyéthylène glycol, de polyéthylène et de polypropylène constituant le liant. La taille D90 de la poudre métallique de TA6V utilisée était inférieure à 35 Mm et cette poudre a été obtenue par atomisation sous argon.

A partir de ce mélange de poudre de TA6V et de liant, une première et une deuxième préformes ont été obtenues. Pour cela, le mélange a été injecté dans deux moules d'injection. La température d'injection du mélange était de l'ordre de 190°C et les moules étaient refroidis à 50°C environ. Une première et une deuxième ébauches d'une partie de la pièce à obtenir ont été obtenues après injection et moulage du mélange dans les moules. Les deux ébauches ont été ébavurées et les carottes d'injection ont été éliminées afin d'obtenir une première et une deuxième préformes constituant chacune la préforme d'une moitié de la pièce à obtenir.

Des fibres ont alors été positionnées sur la surface d'une des deux préformes. Les fibres utilisées étaient constituées d'une âme centrale en carbure de silicium de 80 microns de diamètre et d'une gaine en titane pur (teneur massique en titane dans la gaine supérieure à 99 %) d'une épaisseur de 10 microns. La gaine de titane a été déposée sur les âmes en céramique par enduction grande vitesse. Les fibres ont été déposées en un nombre permettant de recouvrir 10 % de la surface de la préforme en déposant 10 fibres pour 10 millimètres de largeur de préforme. Un outillage a été utilisé pour faciliter le positionnement des fibres et leur maintien, l'utilisation de cet outillage étant optionnelle.

Une fois les fibres positionnées sur la première préforme, la deuxième préforme a été positionnée sur la première préforme ainsi que sur lesdites fibres. L'ensemble constitué par l'empilement des deux préformes avec les fibres intercalées entre ces deux préformes et par l'outillage de maintien a alors été placé dans une étuve maintenue à 70°C pendant une heure. Cet étuvage a permis de lier les deux préformes entre elles par l'intermédiaire du liant présent dans ces préformes et d'obtenir la structure empilée consolidée. La structure empilée consolidée a alors été séparée de l'outillage de maintien. Cette structure a alors subi une première étape de déliantage chimique par immersion dans un bain d'eau déminéralisée sous agitation du bain. La température du bain était de 60°C et cette étape de déliantage a été effectuée pendant 24 heures.

Une fois ce déliantage à l'eau déminéralisée effectué, la structure partiellement déliantée a été placée sur une plaque en zircone et introduite dans un four afin de subir un traitement thermique permettant de finaliser thermiquement le déliantage. Le traitement thermique a ensuite été poursuivi afin de fritter les poudres métalliques afin de former la matrice de la pièce ainsi que de solidariser la gaine métallique des fibres à ladite matrice. Une atmosphère d'argon à 20 mbar de pression a été imposée durant ce traitement thermique. Le traitement thermique effectué présentait les caractéristiques suivantes :

- passage de 20°C à 200°C avec une rampe à 5°C /minute,

- passage de 200°C à 350°C avec une rampe à 2°C/minute et 1 heure de maintien à 350°C,

- passage de 350°C à 470°C avec une rampe à 2°C/minute et 1 heure de maintien à 470°C,

- passage de 470°C à 1250°C avec une rampe à 5°C/minute et 3 heures de maintien à 1250°C,

- passage de 1250°C à 80°C avec une rampe de refroidissement à

10°C/minute.

Une fois ce traitement thermique réalisé, la pièce obtenue a été sortie du four, les portions des fibres dépassant de la pièce ont été découpées. La pièce peut alors éventuellement subir un usinage afin d'ajuster sa forme et ses dimensions à l'application souhaitée.

L'expression « compris(e) entre ... et ... » ou « allant de ... à ... » doit se comprendre comme incluant les bornes.